Tez No	İndirme	Tez Künye	Durumu
496424		A numerical study on the interaction of flow and combustion in solid propellant rocket motors / Katı yakıtlı roket motorlarında akış yanma etkileşimi üzerine sayısal bir çalışma Yazar:MEHMET ÖZER HAVLUCU Danışman: PROF. DR. KADİR KIRKKÖPRÜ Yer Bilgisi: İstanbul Teknik Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı / Makine Mühendisliği Bilim Dalı Konu:Makine Mühendisliği = Mechanical Engineering Dizin:	Onaylandı Doktora İngilizce 2017 102 s.
20. yüzyılın ortalarından itibaren uzaya yolculuk insanoğlu için önem kazanmaya başlamıştır. Bu amaç için geliştirilen uzay araçlarında roket motorlarından yararlanılmıştır. Bu araçlarda roket motoru kullanmaktaki amaç dünyanın kütle çekimini yenip uzaya ulaşabilmektir. Roket motorları bu kuvveti gazlardan elde ederler. Kullanılan yakıt türüne göre kimyasal reaksiyonlar sonucu bu gazlar elde edilir ve yüksek hızlarda roketi terkederler. Gazların yüksek hızlarından dolayı oluşan püskürtme etkisi ters yönde itici bir kuvvet uygular ve bu şekilde roketler hareket etmiş olurlar. Tasarlanan roket motorları kullanılan yakıt türüne göre, katı yakıtlı, sıvı yakıtlı ve hibrit olmak üzere üçe ayrılır. Bunlardan katı yakıtlı roket motorları, yakıtının ucuz olup kolay elde edilebilmesi, kullanım amacına göre farklı büyüklüklerde imal edilebilmeleri, askeri roketlerde kısa sürede hedeflerine ulaşabilmeleri, ateşlemeye hazır halde bekleyebilmeleri, sıvı yakıtlı roketlere göre daha güvenli olmaları gibi sebeplerden dolayı tercih edilmektedirler. Tez çalışmasında değişken iç geometri içeren bir katı yakıtlı roket motoru (KYRM) bölmesi içinde reaktif akış için basınca bağlı yanma yüzey gerileme simülasyonu içeren bir hesaplama modeli geliştirilmiştir. Kütle, momentum, enerji ve türe ait komple korunum denklemleri sonlu hız kimyası ile çözülmüştür. Mekansal ayrıklaştırma, ikinci dereceden ileri farklar şeması (second order upwind differencing scheme) kullanılarak elde edilmiş ve zamansal ayrıklaştırma birinci derece kapalılık (first order implicit) yöntemi kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Sert (stiff) kimyasal çözücü, yüksek sıcaklık gradyeninin yanı sıra maddelerin kütle oranlarının gradyenlerinden dolayı katılık (stiffness) problemini önlemek için kullanılmıştır. Hücreler, alev bölgesindeki akış özelliklerini daha iyi yakalamak için motorun yanan kısmının yakınında yoğun bir şekilde kümelendirilmiştir. Model, yanma yüzeyindeki ses altı girişten lüle çıkışındaki süpersonik çıkışa kadar geniş bir akış Mach sayısı için çözümler üretmektedir. Basınca ve zamana bağlı dinamik sınır, yanan ve gerileyen sınırda oluşturulmuştur. Bunu oluşturmak için ANSYS Fluent 15.0 içinde C++ yardımıyla kullanıcı tanımlı fonksiyonlar (KTF) geliştirilmiş ve kullanılmıştır. Yanma odasının hacmini zamanla arttıran gerileyen sınır, yeniden hücreleme teknikleri ile işlem görmüştür. Tez çalışması, soğuk akış modelinin doğrulanması, reaktif akış modelinin doğrulanması ve gerileyen sınır durumu için reaktif akış modelleri olmak üzere 3 bölümden oluşmuştur. Soğuk akışın doğrulanması bölümünde, literatürdeki mevcut Onerac 1 geometrisi için hem sabit hem de gerileyen yanma sınırı için modelleme yapılmıştır. Sabit sınır durumunda roket içi basınç ve Mach sayısı literatürdeki farklı iki çalışma ile karşılaştırılmış ve uyumlu sonuçlar elde edilmiştir. Bunlara ek olarak akım çizgileri dağılımına bakılmıştır. Kapalı uçtaki basıncın zaman bağlı değişimi de elde edilmiş ve sonuçların literatür ile uyumlu olduğu görülmüştür. Gerileyen sınır durumu için zamana bağlı akım çizgileri 5 farklı an için incelenmiştir. Ayrıca kapalı ucun basınç değişimine de bakılmıştır. Kapalı uçtaki basıncın gerileyen sınır durumunda zamanla azaldığı görülmüştür. Soğuk akış için elde edilen sonuçların literatürdeki çalışmalar ile uyumlu olması gerileyen sınırın başarılı bir şekilde modellendiğini göstermektedir. Reaktif akış modelinin ele alınıp literatürdeli çalışmalar ile karşılaştırıldığı bölümde ise farklı iki geometri üzerinde çalışılmıştır. Bu bölümde yanma yüzeyi gerilemesi olmamaktadır. İlk durumda bir ucu kapalı dikdörtgen bir kanala yan yüzeylerden propan hava karışımı püskürtülmektedir ve kanal içerisinde akış incelenmektedir. Yanma odası içinde Mach sayısı ve basınç değişimlerine bakılmıştır. Bunlara ek olarak yanma yüzeyinden 2.5 mm'lik uzaklığa kadar olan bölüm incelenmiş ve buradaki sıcaklık ve açığa çıkan ısı dağılımına bakılmıştır. Elde edilen sonuçlar yapılan çalışmanın doğruluğunu göstermektedir. Reaktif akış modelinin ikinci durumunda yine literatürde kullanılan laboratuvar ölçeğinde, çıkışında lüle bulunan bir ucu kapalı dikdörtgen bir kanalda hidrojen hava karışımının kapalı uçtan verildiği bir motor üzerinde çalışılmıştır. 2 mm'lik yanma bölgesi içerisindeki, sıcaklık, hidrojen, oksijen ve su buharı değişimlerine incelenmiştir. Kanal içerisinde sıcaklık ve Mach sayısı dağılımı literatürdeki çalışma ile karşılaştırılmış ve sonuçlar doğrulanmıştır. Bu bölümde de reaktif akışın başarılı olarak modellendiği görülmüştür. Oluşturulan modelin hem yanma yüzeyinin gerilemesi hem de reaktif akış için doğru sonuçlar vermesinden sonra bu iki model birleştirilerek son bölümde gerileyen yanma sınırı içeren reaktif akış modelleri üzerinde durulmuştur. Burada önce sabit hızla gerileyen ve yanma odası içindeki basınca bağlı olarak gerileyen sınır durumları üzerinde durulmuştur. Sabit hızla gerileme için daha önce kullanılan laboratuvar ölçeğindeki motor çalışılmıştır. Hem propan hem de hidrojen yanması üzerinde durulmuştur. Gerilemenin olduğu ve olmadığı durumlar için sıcaklık dağılımı verilmiştir. Ayrıca farklı hücre boyutları için sıcaklık dağılımlarına bakılmış ve hücre boyutundan bağımsızlık araştırılmıştır. Farklı giriş sıcaklıkları için sonuçlar elde edilmiştir. Hem propan hem de hidrojen yanması durumunda sıcaklık dağılımlarına bakılmış ve maksimum sıcaklıklar karşılaştırılmıştır. Sonrasında itki eğrileri çalışılmıştır. Farklı giriş sıcaklıkları hem hidrojen hem de propan itki eğrileri elde edilmiş ve aynı giriş sıcaklığında bu iki yanma modeli karşılaştırılmıştır. Yanma odası içindeki basınca bağlı sınır gerilemesi modelinde 2 farklı geometri için modelleme yapılmıştır. Bunlardan biri laboratuvar ölçeğindeki motor, diğeri ise Onerac 1 motoru. Laboratuvar ölçeğindeki motor için oluşturulan basınca bağlı gerileyen sınır modelinde zamana bağlı yanma hızı değişimi üzerinde çalışılmıştır. Ayrıca bu, sabit yanma hızı ile karşılaştırılmıştır. Ortam basıncının da zamanla değişimi ele alınmış ve sabit yanma hızındaki değişimi ile karşılaştırılmıştır. Bunlara ek olarak yanma bölgesi içerisinde sıcaklık ve kütlesel oranların değişimi verilmiştir. Önceki bölümlerde olduğu gibi zaman tasarrufu için maksimum hücre boyutu hesaplanmıştır. Sabit ve basınca bağlı gerileme durumlarında sıcaklık değişimleri incelenmiştir. Farklı giriş sıcaklık etkileri üzerine çalışılmıştır. Benzer şekilde hidrojen ve propan yanmaları için sıcaklık değişimleri üzerinde durulmuştur. 2 mm'lik yanma bölgesinde sıcaklık değişiminin akış özelliklerine etkisini araştırmak için bu bölgede hız ve yoğunluk değişimleri çalışılmıştır. Basınca bağlı yanma yüzeyi gerilemesinin incelendiği ikinci model de Onerac 1 geometrisi üzerinde olmuştur. Burada gerileme sonucu ortam hacminin artmasından dolayı zamanla basınç ve yanma hızı değişimleri elde edilmiş ve bunlar sabit gerileme hızı modelindekilerle karşılaştırılmıştır. Akış ile yanma arasındaki etkileşimi daha iyi inceleyebilmek için yanma bölgesinde dikey ve yatay yöndeki hız değişimleri detaylı bir şekilde araştırılmıştır. Bu bölgedeki hız şiddetinin yatay yöndeki hızdan etkilendiği görülmüştür. Yanma bölgesi içerisinde sıcaklık ve kütlesel oran değişimleri de çalışılmıştır. Uygun hücre boyutu seçmek için farklı boyutlarda sıcaklık değişimleri de incelenmiştir. Geliştirilen model, değişken iç geometriye sahip bir katı roket motoru yanma odasındaki reaktif akışı basınca bağlı yanma yüzey gerilemesiyle birlikte başarılı bir şekilde temsil etmektedir.
A computational model is developed for the simulation of reactive fluid flow in a solid rocket motor (SRM) chamber involving variable internal geometry associated with pressure dependent propellant burning surface regression. Complete conservation equations of mass, momentum, energy and species with finite rate chemistry are solved. Spatial discretization is obtained using second order upwind differencing scheme and temporal discretization is achieved using first order implicit method. Stiff chemistry solver is used to avoid the stiffness problem due to the high temperature gradient as well as species mass fraction gradients. Cells are highly clustered in the neighborhood of the burning part of the motor to better capture these rapid variations of flow properties within the flame zone. The computational model is capable to represent the flow with wide range of Mach number, from subsonic inlet on the burning boundary to supersonic outlet at the exit of the nozzle. The pressure and time dependent dynamic boundary is established on the burning regressive boundary. To do this, User Defined Functions (UDF's) are developed and used by means of C++ which are implemented in ANSYS Fluent 15.0. The regressive boundary, which increases the volume of the combustion chamber in time, is treated by use of remeshing techniques. Time dependent cold and reactive flows were simulated successfully. Cold flow both with non-regressive and regressive boundary model results agreed with the numerical solutions in the literature. Reacting flow with stagnant wall simulation showed good agreement when compared with two different geometry models available in the literature. These results indicate that, the current simulation are accurately developed. Hydrogen and propane combustion processes and thrust variations in time are examined for the constant rate boundary regression. Temperature and species mass fraction variations are obtained within the flame zone. Time dependent pressure and burning rate changes are illustrated for pressure dependent burning rate calculations. Temperature, velocity and density distributions are compared for both constant burning rate and pressure dependent burning rate simulations for different geometries. The developed model can simulate reactive fluid flow in a solid rocket motor (SRM) chamber with variable internal geometry due to the pressure dependent propellant burning surface regression successfully.